技术领域
[0001] 本
发明涉及一种机载飞行参数记录器
隔热层厚度的数值优化设计方法，用于优化飞行参数记录器的隔热层与储热层结构，保护飞机参数记录芯片不受热冲击破坏。
背景技术
[0002] 为了记录飞机的工作状态与飞行员的操作情况，为飞行事故调查提供客观有效的依据。机载飞行参数记录器需要具有抗高温火烧、中温
烘烤的热防护能
力。欧洲航空设备组织的ED-112《抗坠毁机载记录系统最低工作性能要求》以及美国联邦航空局的TSO-C124b《飞行数据记录系统技术标准》均规定了飞行参数记录器需满足以下热防护要求：1)飞行参2
数记录器承受全包围的火焰(
温度900～1100℃、热通量大于158kW/m)烧蚀至少1小时，芯片数据可以读出；2)飞行参数记录器放置在260℃环境中至少10小时，芯片数据可以读出。
[0003] 为达到“TSO-C124b”以及“ED-112”的热防护技术指标，飞行参数记录器大多采用隔热与储热相结合的热防护结构：即使用隔热材料降低导热；同时使用
相变储热材料吸收传导进壳体的热量，降低内部芯片的温度。由于飞行参数记录器总重量与体积受到严格限制，因此如果隔热材料过多而储热材料过少，会出现储热材料吸热量不足，导致芯片温度过高；反之，隔热材料填充过少则会使导入飞行参数记录器的热流多大，也会耗尽储热材料而使芯片超温。因此隔热材料与储热材料的填充比例存在一个最优值，需要通过试验去确定。
[0004] 测试飞行参数记录器是否满足热防护要求，通常需要加工飞行参数记录器测试样件，填充好隔热材料、储热材料等热防护介质，在高温火烧测试平台或中温烘烤测试平台上进行测试。不仅试验平台的搭建与调试的时间长且
费用昂贵，同时测试过程周期也很漫长。以高温火烧测试为例，如果要确定飞行参数记录器的合理热防护结构的隔热层厚度，需要制作多个隔热层/储热材料配比的飞行参数记录器进行高温火烧测试，从而确定最佳的隔热材料与储热材料比例。整个测试过程需要数个月，而且样件制作与测试成本高昂。
[0005] 为了缩短设计周期，节约测试成本，需要研发一种快速且保证
精度的设计方法，确定飞行参数记录器热防护结构的隔热层与储热材料尺寸配比。
发明内容
[0006] 本发明的目的在于克服
现有技术的上述
缺陷，提供一种机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法，通过CFD数值计算
软件，计算飞行参数记录器在高温火烧以及中温烘烤测试过程中的内部温度场分布，借助计算机仿真将设计时间周期缩短至数小时，同时可以快速地改变材料结构参数，快速确定最佳的设计方案。
[0007] 本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0008] 机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法，所述飞行参数记录器包括
外壳体、隔热层、内壳体、储热层和芯片，该方法具体包括如下步骤：
[0009] (1)、测定飞行参数记录器的外壳体、隔热层、内壳体、储热材料和芯片的热物理参数；
[0010] (2)、对飞行参数记录器进行建模，并对飞行参数记录器模型进行网格划分；
[0011] (3)、将步骤(1)测定的飞行参数记录器的外壳体、隔热层、内壳体、储热材料和芯片的热物理参数输入CFD计算软件，在CFD计算软件中采用高温
流体加热飞行参数记录器的方法，模拟热冲击试验，由小到大调整模拟热冲击试验中的气流流速V，并通过CFD计算软件计算外壳体的表面热流，当计算的表面热流与试验测量值相同时，记录此时的气流速度V1；
[0012] (4)、在初始隔热层与储热层的厚度比例下，通过CFD计算软件计算气流速度V1下，以及设定外界
环境温度Ten下，高温火烧时的飞行参数记录器的芯片终温，所述芯片终温为设定时间范围内最后一个时刻点的芯片温度；
[0013] (5)、调整隔热层与储热层的厚度比例，按照步骤(4)的方法计算得到不同厚度比例下的芯片终温，并记录芯片终温最低时的隔热层与储热层的厚度比例；
[0014] (6)、按照步骤(5)确定的隔热层与储热层的厚度比例制造飞行参数记录器试验件，进行高温火烧测试，得到试验测试的芯片终温，若试验测试的芯片终温与步骤(5)中计算的最低芯片终温相差小于或等于设定值△T，进入步骤(7)，否则修正外环境温度Ten，重复步骤(4)～步骤(6)；
[0015] (7)、将步骤(5)中记录的芯片终温最低时的隔热层与储热层的厚度比例作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造。
[0016] 机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法，所述飞行参数记录器包括外壳体、隔热层、内壳体、储热层和芯片，该方法具体包括如下步骤：
[0017] (1)、测定飞行参数记录器的外壳体、隔热层、内壳体、储热层和芯片的热物理参数；
[0018] (2)、对飞行参数记录器进行建模，并对飞行参数记录器模型进行网格划分；
[0019] (3)、将步骤(1)测定的飞行参数记录器的外壳体、隔热层、内壳体、储热层和芯片的热物理参数输入CFD计算软件，在CFD计算软件中采用高温流体加热飞行参数记录器的方法，模拟热冲击试验，由小到大调整模拟热冲击试验中的气流流速V，并通过CFD计算软件计算外壳体的表面热流，当计算的所述表面热流与试验测量值相同时，记录此时的气流速度V1；
[0020] (4)、在初始隔热层与储热层的厚度比例下，通过CFD计算软件分别计算气流速度V1下，以及设定外界环境温度下，高温火烧与中温烘烤时的飞行参数记录器的芯片终温；所述芯片终温为设定时间范围内最后一个时刻点的芯片温度；所述外界环境温度包括高温火烧时的外界环境温度和中温烘烤时的外界环境温度；
[0021] (5)、调整隔热层与储热层的厚度比例，按照步骤(4)的方法分别计算得到高温火烧与中温烘烤时不同厚度比例下的芯片终温，并分别记录高温火烧与中温烘烤时芯片终温最低时的隔热层与储热层的厚度比例；
[0022] (6)、按照步骤(5)确定的隔热层与储热层的厚度比例制造飞行参数记录器试验件，分别进行高温火烧测试和中温烘烤测试，分别得到高温火烧测试和中温烘烤测试的芯片终温，若同时满足：高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差小于或等于设定值△T1，中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的芯片终温相差小于或等于设定值△T2，进入步骤(7)；
[0023] 否则，若仅高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T1，则修正高温火烧时外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，仅对高温火烧情况进行计算；若仅中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T2，则修正中温烘烤时的外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，仅对中温烘烤情况进行计算；若高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T1，中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T2，则同时修正高温火烧时外界环境温度和中温烘烤时的外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，对高温火烧情况和中温烘烤情况同时进行计算；
[0024] (7)、将步骤(5)中记录的高温火烧与中温烘烤时芯片终温最低时的隔热层与储热层的厚度比例进行比较，若二者相同，则将该隔热层与储热层的厚度比例作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造，否则，取二者的平均值作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造。
[0025] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述设定值△T为1～7℃。
[0026] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述步骤(1)中的热物理参数包括常温至1100℃范围内隔热层材料的导热系数、
密度、
比热容；常温至1100℃范围储热层材料的密度、导热系数、比
热容、相变温度、相变
潜热；常温至1100℃范围高温热
辐射涂层的黑度；高温火烧试验中的火焰温度、热流密度；中温烘烤试验中的气流温度、热流密度；外壳体的导热系数、密度、比热容；内壳体的导热系数、密度、比热容；芯片的导热系数、密度、比热容。
[0027] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述步骤(2)中网格划分使用计算
流体力学前处理软件，具体包括Gambit、Hypermesh或ICEM的其中一种或几种组合。
[0028] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述步骤(3)中CFD计算软件为fluent软件。
[0029] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述步骤(5)中根据储热层的厚度确定内壳体的尺寸，保证储热层与芯片完全包覆在内壳体之中。
[0030] 在上述机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法中，所述步骤(4)中初始隔热层与储热层的厚度比例为1：1。
[0031] 本发明提供的技术方案的有益效果是：
[0032] (1)、本发明通过使用CFD数值计算软件，计算飞行参数记录器在高温火烧以及中温烘烤测试过程中的内部温度场分布，借助计算机仿真将设计时间周期缩短至数小时，同时可以快速地改变材料结构参数，快速确定最佳的设计方案；
[0033] (2)、本发明可以提高飞行参数记录器结构优化的效率，降低高温测试的时间与成本，对于给定的飞参记录仪体积，调节隔热材料厚度与相变储热材料的填充体积配比，记录不同配比下非稳态热冲击仿真结束时刻的芯片温度，选择芯片温度最低时的隔热层/相变层比例作为最优设计结构，通过对飞行参数记录器的隔热层与储热层结构的优化，保护飞行参数记录器芯片不受热冲击破坏；
[0034] (3)、本发明通过将仿真计算的表面热流密度、环境温度与实际试验测试值进行两次对比与校核，显著提高了计算精度，可以准确预测飞行参数记录器在各种热冲击下的芯片终温，给出合理的设计方案，为后续飞行参数记录器的设计制造提供了更加可靠的依据和
支撑；
[0035] (4)、本发明飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法克服了传统试验过程中需要制造多个试验件，进行多次试验，过程繁琐周期长的缺陷，大大简化了试验过程，缩短了设计周期，节约测试成本，快速且保证设计精度；
[0036] (5)、本发明的计算结果可以显示热冲击试验中任意时间
节点的内部温度分布，有效解决热冲击试验内部温度场难以实时测量的难题。
附图说明
[0037] 图1为本发明飞行参数记录器流体区域模型图；
[0038] 图2为本发明飞行参数记录器固体区域模型图；
[0039] 图3为本发明机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法
流程图。
具体实施方式
[0040] 下面结合附图和具体
实施例对本发明进一步详细的描述：
[0041] 如图3所示为本发明机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计方法流程图，具体实现方法如下：
[0042] 步骤(1)、测定飞行参数记录器的外壳体1、隔热层3、内壳体2、储热层4和芯片5的热物理参数；具体包括：常温至1100℃范围内隔热层材料的导热系数、密度、比热容；常温至1100℃范围储热层材料的密度、导热系数、比热容、相变温度、相变潜热；常温至1100℃范围高温热辐射涂层的黑度；高温火烧试验中的火焰温度、热流密度；中温烘烤试验中的气流温度、热流密度；外壳体的导热系数、密度、比热容；内壳体的导热系数、密度、比热容；芯片的导热系数、密度、比热容。如图2所示为本发明飞行参数记录器固体区域模型图，飞行参数记录器中内壳体2与外壳体1之间设置隔热层3，储热层4与芯片5设置在内壳体2中，且芯片5被储热层4包覆，外壳体1表面涂覆高温热辐射涂层。
[0043] 材料的相关物理参数可以参照相关材料测试标准与报告得到。高温火焰温度采用铂铑
热电偶测试得到，高温热流密度采用“ED-112”标准中的热流测试方法测量。中温烘烤试验中的气流温度使用K型热电偶测量，热流密度使用热通量计测量。
[0044] 步骤(2)、根据设计结构尺寸，对飞行参数记录器外壳体、隔热层、内壳体、储热材料、芯片进行建模，构建数学模型。
[0045] 首先确定外壳体1与芯片5的几何尺寸，外壳体1与芯片5中间的间隙即为填充隔热材料与储热材料的空间。可以按照隔热层3厚度与储热层4厚度1：1的比例，建立初始的热防护结构，进行试算。使用计算流体力学前处理软件，例如Gambit、Hypermesh或ICEM的其中一种或几种组合，对飞行参数记录器外壳体1、内壳体2、隔热层3、储热层4和芯片5进行实体网格划分，如图1所示为本发明飞行参数记录器流体区域模型图。
[0046] 建立流体计算区域，如图1所示，流体计算区域的变长约为飞行参数记录器外壳体直径的5～10倍，使用计算流体力学前处理软件划分流体网格。如图2所示，内壳体2、外壳体1、隔热层3、储热层4、芯片5等固体区域使用非结构化网格进行建模，流体区域采用结构化网格进行建模，流体
边界层保证在流体粘性底层内。
[0047] 使用的数学模型如下：
[0048] (1)固体导热
[0049] 固体导热由外壳体向隔热材料的导热、隔热材料向内壳体的导热以及内壳体向相变储热材料的导热三部分组成，三段导热热阻
串联。各段导热均可以用如下非稳态导热控制方程描述：
[0050]
[0051] 式中，h为固体的显
焓；T为固体温度；k为固体的导热系数；t为时间；ρ为固体密度；S为固体的体热源，这里因为没有发热源，S＝0W/m3。
[0053] 高温火烧以及中温烘烤过程的加热过程主要为对流传热，为了简化模型，本算例忽略火焰燃烧过程的传质扩散以及化学反应过程，使用相同温度的热空气代替火焰，对飞参记录仪壳体进行冲刷。该对流传热过程可以用k-ε
湍流模型描述：
[0054] 连续性方程：
[0055] 动量方程：
[0057] Sm是
质量源项，这里没有传质过程Sm＝0kg/(m3·s)；p是流体静压；是粘性力张量， (不可压缩粘性流动)； 为重力项； 为体积力源项(如
惯性力、电磁力)，本算例中
[0058] E为流体内能 为粘性耗散项，本算例忽略粘性耗散 SH为3
体热源项，本算例不包括化学反应等流体体热源，因此SH＝0W/m。
[0059]
[0060]
[0061]
[0062] C1＝1.44，C2＝1.92，Cμ＝1.44，σk＝1.0，σε＝1.3
[0063] 其中k——湍流
动能(J/m3)；ε——湍流耗散率(％)；μt——湍流粘性系数；σk——湍流能普朗特数；σε——耗散率普朗特数；Gk——由平均速度梯度产生的湍流动能(W/m3)；Gb——由
浮力产生的湍流动能(W/m3)；
[0064] (3)表面辐射传热
[0065] 壳体外表面涂有高辐射涂层，使用面对面(S2S)辐射模型计算高辐射涂层与周围环境之间的辐射传热过程：
[0066]
[0067]
[0068] 式中，qout,k为k单元面对外的辐射总功率；ε为k单元面的发生率；σ为波尔兹曼常数；ρk为反射率；Fkj为
角系数；qout,j为j单元面对外的辐射总功率；δij为可视系数，δij＝1代表j单元面可以辐射到k单元面，否则δij＝0。
[0069] (4)储热材料的相变吸热
[0070] 相变储热材料包裹在内壳体中进行吸热，在相变温度吸收大量的相变潜热。本算例使用糊状相变假设对其进行描述：
[0071]
[0072]
相变材料的相态由其焓值确定，其焓表示为
[0073] H＝h+ΔH (11)
[0074] 其中h为相变储热材料的显焓，ΔH为相变储热材料
熔化过程的相变焓。显焓根据流体/固体的
温度计算：
[0075]
[0076] 相变焓由流体比例β和
熔化潜热L计算得到
[0077] ΔH＝β·L (13)
[0078]
[0079] Tsolidus为
凝固温度，Tliquidus为熔化温度，本算例中相变的熔化温度设定为Tliquidus＝159℃，凝固温度Tsolidus＝155℃。
[0080] 步骤(3)、将步骤(1)测定的飞行参数记录器的外壳体、隔热层、内壳体、储热材料和芯片的热物理参数输入CFD计算软件，建立飞行参数记录器的外界流体环境，使用CFD模拟仿真手段，在CFD计算软件中采用高温流体加热飞行参数记录器的方法，模拟热冲击试验，流体温度按照试验测量值设置，由小到大调整模拟热冲击试验中的气流流速V，当计算所得表面热流q与试验实测值qex相同时(即q＝qex)，记录此时的气流速度V1。本发明实施例中采用的CFD计算软件为fluent软件。
[0081] 步骤(4)、在初始隔热层3与储热层4的厚度比例下，通过CFD计算软件分别计算气流速度V1下，以及设定外界环境温度下，高温火烧与中温烘烤时的飞行参数记录器的芯片终温；所述芯片终温为设定时间范围内最后一个时刻点的芯片温度，本发明中为设定时间范围内最后一秒的芯片温度。所述外界环境温度包括高温火烧时的外界环境温度和中温烘烤时的外界环境温度；此外还可以计算高温火烧与中温烘烤时的飞行参数记录器的温度场以及储热材料的相含率。本发明中可以根据储热材料体积与储热材料在外壳体中的
位置设定隔热层在各个方向的厚度。
[0082] 步骤(5)、调整隔热层3与储热层4的厚度比例，按照步骤(4)的方法分别计算得到高温火烧与中温烘烤时不同厚度比例下的芯片终温，并分别记录高温火烧与中温烘烤时芯片终温最低时的隔热层3与储热层4的厚度比例。可以根据储热层4厚度确定内壳体2的尺寸，保证储热层4与芯片5完全包覆在内壳体2之中。
[0083] 步骤(6)、按照步骤(5)确定的隔热层(3)与储热层(4)的厚度比例制造飞行参数记录器试验件，分别进行高温火烧测试和中温烘烤测试，分别得到高温火烧测试和中温烘烤测试的芯片终温，若同时满足：高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差小于或等于设定值△T1，中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的芯片终温相差小于或等于设定值△T2，进入步骤(7)；
[0084] 否则，若仅高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T1，则修正高温火烧时外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，仅对高温火烧情况进行计算；若仅中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T2，则修正中温烘烤时的外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，仅对中温烘烤情况进行计算；若高温火烧测试的芯片终温与步骤(5)中高温火烧时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T1，中温烘烤测试的芯片终温与步骤(5)中温烘烤时计算的最低芯片终温相差大于设定值△T2，则同时修正高温火烧时外界环境温度和中温烘烤时的外界环境温度，重复步骤(4)～步骤(6)，对高温火烧情况和中温烘烤情况同时进行计算；
[0085] 步骤(7)、将步骤(5)中记录的高温火烧与中温烘烤时芯片终温最低时的隔热层3与储热层4的厚度比例进行比较，若二者相同，则将该隔热层3与储热层4的厚度比例作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造，否则，取二者的平均值作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造。
[0086] 本发明中△T1、△T2的取值均为1～7℃，本实施例中△T1、△T2的取值均为5℃。
[0087] 本发明还可以仅通过高温火烧进行机载飞行参数记录器隔热层厚度的数值优化设计，具体实现方法如下：
[0088] 步骤(1)、测定飞行参数记录器的外壳体1、隔热层3、内壳体2、储热材料4和芯片5的热物理参数；
[0089] 步骤(2)、对飞行参数记录器进行建模，并对飞行参数记录器模型进行网格划分；
[0090] 步骤(3)、将步骤(1)测定的飞行参数记录器的外壳体1、隔热层3、内壳体2、储热材料4和芯片5的热物理参数输入CFD计算软件，在CFD计算软件中采用高温流体加热飞行参数记录器的方法，模拟热冲击试验，由小到大调整模拟热冲击试验中的气流流速V，并通过CFD计算软件计算外壳体的表面热流，当计算的表面热流与试验测量值相同时，记录此时的气流速度V1；
[0091] 步骤(4)、在初始隔热层3与储热层4的厚度比例下，通过CFD计算软件计算气流速度V1下，以及设定外界环境温度Ten下，高温火烧时的飞行参数记录器的芯片终温，所述芯片终温为设定时间范围内最后一个时刻点的芯片温度，本发明中为设定时间范围内最后一秒的芯片温度。
[0092] 步骤(5)、调整隔热层3与储热层4的厚度比例，按照步骤(4)的方法计算得到不同厚度比例下的芯片终温，并记录芯片终温最低时的隔热层3与储热层4的厚度比例；
[0093] 步骤(6)、按照步骤(5)确定的隔热层3与储热层4的厚度比例制造飞行参数记录器试验件，进行高温火烧测试，得到试验测试的芯片终温，若试验测试的芯片终温与步骤(5)中计算的最低芯片终温相差小于或等于设定值△T，进入步骤(7)，否则修正外环境温度Ten，重复步骤(4)～步骤(6)；
[0094] 步骤(7)、将步骤(5)中记录的芯片终温最低时的隔热层3与储热层4的厚度比例作为飞行参数记录器最优结构向往输出，用于飞行参数记录器的设计制造。
[0095] 以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉
本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0096] 本发明
说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
